采用时域的双向流固耦合方法研究了小展弦比跨声速压气机叶片不同转速下的静气动弹性变形,分析了60%、80%、100%转速下叶片在气动力和离心力共同作用下的变形规律及其对气动性能的影响。结果表明:不同转速下,小展弦比叶片在气动力和离心力共同作用下的静气动弹性变形均以扭转变形为主导,非设计转速下气动力引起的变形所占比例远大于设计转速下所占比例;叶片静气动弹性变形主要改变通道激波位置和激波强度,跨声速工况下静气动弹性变形对气动性能的影响远大于亚声速工况下的影响。

该文采用曲面涡格法对柔性飞机进行曲面气动力建模,并进一步考察了可压缩情况下曲面涡格法载荷的计算精度,满足了柔性飞机曲面气动载荷计算的需求。在气动载荷计算的基础上结合结构几何非线性分析与插值计算,完成了柔性飞机几何非线性静气动弹性分析。分析结果表明,曲面涡格法在可压缩情况下载荷计算精度较好且气动力曲面建模优势明显,可用于工程复杂模型的曲面气动力计算。与传统线性静气动弹性计算相比,考虑结构几何非线性及气动力曲面效应的非线性静气动弹性分析更符合真实物理情景,载荷计算更为准确,结构变形结果更为可靠。

气动弹性结构优化技术主要包括约束求解和优化算法两个方面的内容。针对常用的基于低阶面元法的静气动弹性分析方法计算效率高但精度低的特点,建立了一种高效高精度的基于高阶面元法的静气动弹性分析方法。针对当前气动弹性结构优化技术使用单一优化算法导致搜索精度低、收敛速度慢等特点,将遗传算法和分形算法进行结合,发展了一种遗传/分形混合算法。针对气动弹性结构优化计算时间长、设备要求高等特点,引入了Kriging代理模型方法来加快优化速度,减少时间和设备的耗费。最后以某大展弦比客机机翼为算例,采用基于高阶面元法的静气动弹性分析方法求解约束响应样本,用Kriging代理模型方法对约束响应进行模型构建和预测,并将Kriging代理模型和遗传/分形混合优化算法进行结合,构建了一种高效高精度的静气动弹性结构优化方法。优化分析...

研究气动弹性问题的主要手段有数值计算、风洞试验和飞行试验三种,气动弹性风洞试验具有可靠性高(相比数值计算)和代价低(相比飞行试验)等优势,已成为航空航天飞行器气动弹性性能评估和校核的重要手段。以亚声速和跨声速气动弹性风洞试验技术为主,分别从静气动弹性、颤振和阵风试验三个角度,阐述了国内外在模型设计、数据采集处理、模型支撑、阵风发生装置、阵风载荷减缓等方面开展的主要研究工作,总结了气动弹性风洞试验在飞行器研制中的重要意义,并对我国未来气动弹性试验能力的发展提出几点建议。

为保证大展弦比柔性机翼在巡航飞行时的气动性能够达到设计指标,需要在机翼气动外形设计阶段进行型架设计。机翼刚度对气动载荷有显著影响,是影响静气动弹性的重要因素之一。基于流固耦合方法开展变刚度型架外形设计鲁棒性分析研究,建立以机翼刚度为自变量的全机弹性气动导数评估模型,并以机翼扭转角及升力效率为约束,开展机翼刚度敏度分析。结果表明垂直弯曲刚度、扭转刚度是影响机翼扭转角及全机升力效率的主要刚度特性;在机翼刚度变化不超过10%时可冻结型架外形;全机弹性气动导数与刚度比呈线性关系。研究结果可用于工程型号设计中的目标刚度静气动弹性评估。

针对前掠翼静气动弹性发散问题,基于等离子体流动控制与流固双向静力耦合技术,通过求解三维定常可压N-S方程与结构静力平衡方程,在亚声速条件下施加等离子体激励和不施加激励时对其进行对比仿真研究。前掠翼选用NACA0015翼型,等离子体流动控制采用唯象学模型,施加在机翼上表面前缘。研究结果表明在前掠翼外侧上表面前缘施加等离子体激励后,激励区附近局部来流经激励受到电场力做功,总能量增加,动能与压力势能分别有不同程度的增大,外在表现为上表面局部流速加快,压力增大,升力有一定损失,下表面压力基本不变,在机翼前缘外侧靠近翼尖处产生低头力矩,可控制前掠翼弹性变形,有效抑制其气弹发散,且随着激励强度的增加,抑制作用逐渐增强。研究结果可为变前掠翼飞行器的气动弹性设计和机翼的流动控制等提供参考。

现代飞行器机翼柔性大,几何非线性问题不可忽略。基于动响应数据样本,基于谐波平衡和快速Fourier变换对结构动力学方程中的非线性刚度系数进行识别,建立非线性结构降阶模型。引入位移残量基模态,进行柔性机翼大变形的位移恢复。结合曲面涡格法和三维曲面插值方法搭建大柔性机翼几何非线性气动弹性分析框架。相比传统基于静力学数据回归分析的几何非线性结构降阶方法,该方法需要的载荷集数目小,提高了分析效率。计算结果表明与非线性有限元方法相比,非线性结构降阶模型准确度高,能够有效应用于大柔性机翼几何非线性静气动弹性分析,而传统的线性计算方法与非线性方法相比结果差异较大。

采用TRIP3.0软件平台(TRIsonic Platform version 3.0),对第一届航空CFD(Computational Fluid Dynamics)可信度研讨会组委会提供的运输机标模构型(CHiNa-Transport,CHN-T1)进行了流动数值模拟。本文采用粗、中、细三套网格及百亿极细网格进行了网格收敛性研究;采用相应网格分别从气动特性、压力系数分布曲线、表面流态三个方面分析,研究了支撑装置、机翼静弹性变形以及雷诺数效应对CHN-T1构型气动特性的影响。数值模拟结果与试验结果有良好的一致性。数值模拟得到了网格收敛结果;支撑装置对力矩特性影响较大;机翼静弹性变形对气动特性影响较小;雷诺数效应对气动力特性影响较大。

细长体的运载火箭在大攻角飞行时可能承受较大的气动弯矩作用并会导致结构发生较大的弹性变形,需要开展流固耦合仿真以分析箭体表面压力分布和箭体弹性变形情况及其对结构安全性影响。将高精度的计算流体力学和计算结构力学耦合起来实现了一种静气动弹性分析方法,其中流体计算基于三维粘性Navier-Stokes方程求解,结构计算采用三维有限元静力学分析方法。在使用标准气弹机翼验证的基础上,采用上述方法对火箭超声速大攻角飞行时的箭体变形情况进行了研究,分析了不同壳体厚度对结构弹性变形的影响。结果表明基于上述方法能够开展精细化的静气弹分析,应用到细长体火箭上的分析结果为火箭的载荷与结构总体设计提供依据。

计算了复合材料机翼的翼尖挠度和静气动弹性稳定性导数随海拔高度、速压及马赫数的变化。经研究发现：静稳定性导数随马赫数和速压的增大而减小但其随马赫数的变化比较缓慢而随速压的变化比较显著;翼尖挠度随海拔高度的升高逐渐变小随马赫数的增加虽略有增长但比较小随配平攻角的增加增长速度变化迅速。